一种考虑重心变化的法向过载保护控制方法

技术领域

本申请属于飞机飞行控制技术领域，特别涉及一种考虑重心变化的法向过载保护控制方法。

背景技术

现代飞机广泛采用电传飞行控制系统，通过复杂的控制律实现控制功能和保护功能，减轻飞行员负担和提高飞行安全性。法向过载保护功能是一项重要的飞行边界保护功能，用于防止飞机法向过载超出限制值。若法向过载超出限制值，会造成机体结构损伤，严重时会造成飞机解体。

飞机重心变化对法向过载响应影响较大，同样升降舵偏度下，后重心的法向过载响应要大于前重心。传统的控制方法采用杆位移指令法向过载的控制架构，以牺牲飞控系统稳定裕度或飞机机动能力为代价实现正常飞行操纵下(高度和速度不变的平飞状态下的操纵)的法向过载保护功能。而且，在快速俯冲后阶跃拉起、快速爬升后阶跃俯冲、大俯仰角俯冲后阶跃拉起，平飞加速后阶跃拉起等极端操纵工况下飞机过载会超出限制值。

目前国内飞机设计过程中，对重心变化及极端操纵下的法向过载保护功能设计存在以下不足：

1、假定快速俯冲后阶跃拉起、快速爬升后阶跃俯冲、大俯仰角俯冲后阶跃拉起，平飞加速后阶跃拉起等极端操纵工况发生概率低，在设计及验证时不考虑这些工况，导致法向过载保护功能覆盖工况不完整，飞机存在潜在危险。

2、为了兼顾重心变化及快速俯冲后阶跃拉起、快速爬升后阶跃俯冲、大俯仰角俯冲后阶跃拉起，平飞加速后阶跃拉起等极端操纵工况，通过减小杆位移指令的法向过载数值，即留出后重心和极端操纵工况下法向过载的超出裕量，减小杆位移指令的法向过载响应。该方法造成前重心和中间重心、以及正常操纵下的法向过载响应减小，对飞机机动能力牺牲较大。

3、为了兼顾重心变化及快速俯冲后阶跃拉起、快速爬升后阶跃俯冲、大俯仰角俯冲后阶跃拉起，平飞加速后阶跃拉起等极端操纵工况，通过增加俯仰角速率反馈增益，增大法向过载响应阻尼特性，从而减小后重心及极端操纵下法向过载响应超调量。这样会导致飞控系统稳定裕度降低，控制系统抗干扰能力下降，同时会导致前重心和中间重心、正常操纵时法向过载响应阻尼变大，飞机法向过载响应变迟钝。

发明内容

为了解决上述技术问题至少之一，本申请设计了一种考虑重心变化的法向过载保护控制方法，以确保重心变化及快速俯冲后阶跃拉起、快速爬升后阶跃俯冲、大俯仰角俯冲后阶跃拉起，平飞加速后阶跃拉起等极端操纵工况下飞机法向过载不会超出限制值，提高飞机的安全性。

本申请提供的考虑重心变化的法向过载保护控制方法，主要包括：

步骤S1、将驾驶杆位移Xe转换为过载指令DNy；

步骤S2、将过载指令DNy乘以增益K，形成前向舵偏指令，其中所述增益K为单位过载所需的舵偏；

步骤S3、将所述前向舵偏指令叠加比例舵偏指令及积分舵偏指令生成升降舵偏转指令，并基于所述升降舵偏转指令控制飞机飞行。

优选的是，步骤S1进一步包括：

步骤S11、获取驾驶杆位移Xe的行程范围，同时获取飞机结构的过载限制范围；

步骤S12、基于所述行程范围与所述过载限制范围，构建用于表示驾驶杆位移与过载之间关系的梯度函数；

步骤S13、基于所述梯度函数将实时的驾驶杆位移Xe转换为实时的过载指令DNy。

优选的是，步骤S11中，进一步包括对飞机结构的过载限制范围进行修正，其包括：

步骤S111、获取飞机俯仰角在其机动范围内进行负向变化时的正过载调整系数插值表，以及飞机俯仰角在其机动范围内进行正向变化时的负过载调整系数插值表，所述正过载调整系数插值表记录了多个负向俯仰角与多个正过载调整系数的对应关系，所述负过载调整系数插值表记录了多个正向俯仰角与多个负过载调整系数的对应关系；

步骤S112、根据飞机当前的俯仰角，在所述正过载调整系数插值表或者负过载调整系数插值表中插值出对应的调整系数；

步骤S113、基于所述调整系数对过载限制范围的边界值进行修正。

优选的是，步骤S2进一步包括：

步骤S21、获取飞机配平舵偏De_trim，以及0g法向过载所需的舵偏De_ny0，其中g为重力加速度；

步骤S22、确定增益K为：K＝De_trim-De_ny0。

优选的是，步骤S21中，获取配平舵偏De_trim包括：

步骤S211、获取飞机俯仰角及滚转角；

步骤S212、基于所述飞机俯仰角及滚转角计算体轴系法向过载；

步骤S213、根据法向过载传感器的反馈值与计算的体轴系法向过载之间的差值确定飞机是否处于稳态飞行，当所述差值小于门限值时，飞机处于稳态飞行，所述门限值为0.04g～0.06g，g为重力加速度；

步骤S214、当所述飞机处于稳态飞行时，将所述积分舵偏指令作为输入，通过积分器形成飞机配平舵偏De_trim，否则将0作为输入，通过所述积分器形成飞机配平舵偏De_trim。

优选的是，步骤S2进一步包括：

步骤S23、分别计算不同飞机、不同气压高度、不同指示空速下的单位过载所需舵面偏度值，其中，所述不同飞机是指襟缝翼构型、重量、重心不同的飞机；

步骤S24、对每一个飞机及气压高度，以其最小指示空速为参考点，计算其他指示空速与最小指示空速的第一比值，同时计算其他指示空速对应的单位过载所需舵面偏度值与最小指示空速的单位过载所需舵面偏度值的第二比值，构建所述第一比值与所述第二比值的对应关系，将所有飞机及气压高度下的对应关系，以平均值的计算方式获得最终的对应关系；

步骤S25、获取飞机指示空速VIAS与配平速度VIAS_TRIM，将指示空速VIAS与配平速度VIAS_TRIM的比值作为所述第一比值，在所述对应关系中插值出第二比值，并将所述第二比值作为增益修正系数k_v；

步骤S26、基于所述增益修正系数k_v，对增益K进行增益修正。

优选的是，步骤S25中，所述配平速度VIAS_TRIM通过以下步骤确定：

步骤S251、当飞机处于平飞状态时，所述配平速度VIAS_TRIM为指示空速VIAS；当飞机由平飞状态切换为非平飞状态时，将所述配平速度VIAS_TRIM锁定在平飞状态最后一刻的指示空速VIAS；当飞机由非平飞状态切换为平飞状态时，所述配平速度VIAS_TRIM的值由上一拍配平速度VIAS_TRIM在设定的淡化时间内线性变化为指示空速VIAS，当飞机处于非平飞状态时，所述配平速度VIAS_TRIM的值为上一拍的配平速度VIAS_TRIM。

优选的是，步骤S251进一步包括确定飞机是否处于平飞状态，具体包括：当飞机处于稳态飞行且驾驶杆的位移小于设定值时，所述飞机处于平飞状态，反之飞机处于非平飞状态。

本申请可保留传统控制律架构，实现一种法向过载保护控制功能。本申请设计的考虑重心变化的法向过载保护控制律，引入俯仰角调整过载限制值，实时获取飞机配平舵偏计算前向通道增益，以及实时获取飞机配平速度，并根据实时速度与配平速度的关系调整前向通道增益，从而解决重心变化及快速俯冲后阶跃拉起、快速爬升后阶跃俯冲、大俯仰角俯冲后阶跃拉起，平飞加速后阶跃拉起等极端操纵工况下飞机过载超出限制值的问题。该方法不需要对飞行控制系统任何硬件部分进行改造，可按照该方法设计法向过载保护控制律，更改飞控系统控制律软件，节约改造成本，实现重心变化及极端操纵工况下的法向过载保护功能，提高飞机安全性。

附图说明

图1是本申请考虑重心变化的法向过载保护控制方法的一优选实施方式的法向过载保护控制架构示意图。

图2为增加配平舵偏获取模块的法向过载保护控制架构示意图。

图3为配平舵偏获取模块示意图。

图4为各状态点指示空速和单位过载所需舵面偏度与参考状态的比值变化曲线示意图。

图5为配平速度获取逻辑示意图。

图6为飞机平飞状态判断逻辑示意图。

具体实施方式

为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施方式中的附图，对本申请实施方式中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施方式是本申请一部分实施方式，而不是全部的实施方式。下面通过参考附图描述的实施方式是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施方式，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施方式，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施方式进行详细说明。

本申请提供了一种考虑重心变化的法向过载保护控制方法，如图1所示，主要包括：

步骤S1、将驾驶杆位移Xe转换为过载指令DNy；

步骤S2、将过载指令DNy乘以增益K，形成前向舵偏指令，其中所述增益K为单位过载所需的舵偏；

步骤S3、将所述前向舵偏指令叠加比例舵偏指令及积分舵偏指令生成升降舵偏转指令，并基于所述升降舵偏转指令控制飞机飞行。

参考图1，法向过载保护控制架构由前向通道、比例通道和积分通道组成，前向通道将杆位移Xe转换为过载指令DNy，再乘以增益K(单位过载所需的舵偏)后转换为前向舵偏指令；比例通道引入俯仰角速率和法向过载反馈改善法向过载动态响应，分别乘以增益后转换为比例舵偏指令；积分通道通过积分器实现法向过载指令的精确控制，将飞机实际法向过载和法向过载指令作差后乘以增益，转换为积分舵偏指令。前向舵偏指令、比例舵偏指令和积分舵偏指令共同生成升降舵偏转指令，实现对飞机的控制。

其中，比例舵偏指令和积分舵偏指令的计算方式为现有的控制律架构，因此，本申请可以在现有的控制律架构上进行改进，不需要对飞行控制系统任何硬件部分进行改造，可按照该方法设计法向过载保护控制律，更改飞控系统控制律软件，节约改造成本，实现重心变化及极端操纵工况下的法向过载保护功能，提高飞机安全性。

在一些可选实施方式中，步骤S1进一步包括：

步骤S11、获取驾驶杆位移Xe的行程范围，同时获取飞机结构的过载限制范围；

步骤S12、基于所述行程范围与所述过载限制范围，构建用于表示驾驶杆位移与过载之间关系的梯度函数；

步骤S13、基于所述梯度函数将实时的驾驶杆位移Xe转换为实时的过载指令DNy。

该实施例中，参考图1，前向通道中的过载限制模块实现将驾驶杆位移Xe转换为过载指令DNy。为了方便说明，假设Xe的范围为[-100,100]mm，杆位移为正值时表示推杆操纵，杆位移为负值时表示拉杆操纵，飞机结构的过载限制范围为[-1,2.5]g，通过设计杆位移-过载梯度K_Xe_Ny(即步骤S12中的梯度函数，该设计方法属于传统方法，不再赘述)，能够实现以下对应关系：

当Xe＝100时，DNy＝-1；

当Xe＝-100时，DNy＝2.5；

当-100＜Xe＜100，DNy＝K_Xe_Ny×Xe。

据此，可以将实时的驾驶杆位移Xe转换为实时的过载指令DNy。

在一些可选实施方式中，步骤S11中，进一步包括对飞机结构的过载限制范围进行修正，其包括：

步骤S111、获取飞机俯仰角在其机动范围内进行负向变化时的正过载调整系数插值表，以及飞机俯仰角在其机动范围内进行正向变化时的负过载调整系数插值表，所述正过载调整系数插值表记录了多个负向俯仰角与多个正过载调整系数的对应关系，所述负过载调整系数插值表记录了多个正向俯仰角与多个负过载调整系数的对应关系；

步骤S112、根据飞机当前的俯仰角，在所述正过载调整系数插值表或者负过载调整系数插值表中插值出对应的调整系数；

步骤S113、基于所述调整系数对过载限制范围的边界值进行修正。

该实施例中，将最大法向过载指令按照负俯仰角衰减，即随着俯冲俯仰角的增大，拉满杆对应的最大法向过载指令被衰减，随着俯冲俯仰角减小，衰减系数逐渐减小。同理，最小法向过载指令按照正俯仰角衰减。随着俯仰角的减小，法向过载指令逐渐恢复至最大。假设飞机俯仰角机动范围为[-30，30]°，下表1为正过载调整系数插值表M1，下表2为负过载调整系数插值表M2。M1和M2中的调整系数可根据具体飞机进行仿真确定。

表1正过载调整系数插值表M1

表2负过载调整系数插值表M2

之后，根据M1及M2插值出对应俯仰角的修正值m1及m2，使用m1及m2对上述实施例的杆位移100m和-100m对应的DNy进行调整，如下：

当Xe＝100，DNy＝-1×m2；

当Xe＝-100，DNy＝2.5×m1。

在一些可选实施方式中，步骤S2进一步包括：

步骤S21、获取飞机配平舵偏De_trim，以及0g法向过载所需的舵偏De_ny0，其中g为重力加速度；

步骤S22、确定增益K为：K＝De_trim-De_ny0。

步骤S2中的增益K，也即是图1中前向通道中的增益K(单位过载所需的舵偏)与飞机重心关联很大，前重心增益大于后重心增益，为了使增益匹配重心，在图1中的积分通道中增加实时获取飞机配平舵偏的计算模块，从而构建出前向通道的增益K的计算方法，计算方法为：

前向通道增益＝配平舵偏-0g法向过载所需的舵偏。

由于配平舵偏能够体现飞机重心因素，0g法向过载所需的舵偏与飞机重心无关，因此采用上述方法计算前向通道增益，能够保证与重心匹配。

另外需要说明的是，De_ny0为0g法向过载所需的舵偏。De_ny0的计算可采用传统计算方法，即求取产生-1g法向过载的舵偏，这里不再赘述。

在一些可选实施方式中，步骤S21中，获取配平舵偏De_trim包括：

步骤S211、获取飞机俯仰角及滚转角；

步骤S212、基于所述飞机俯仰角及滚转角计算体轴系法向过载；

步骤S213、根据法向过载传感器的反馈值与计算的体轴系法向过载之间的差值确定飞机是否处于稳态飞行，当所述差值小于门限值时，飞机处于稳态飞行，所述门限值为0.04g～0.06g，g为重力加速度；

步骤S214、当所述飞机处于稳态飞行时，将所述积分舵偏指令作为输入，通过积分器形成飞机配平舵偏De_trim，否则将0作为输入，通过所述积分器形成飞机配平舵偏De_trim。

该实施例主要描述了配平舵偏获取方法，具体包括：根据飞机滚转角和俯仰角计算稳态飞行时的法向过载，并结合法向过载传感器数值判断飞机是否真实处于稳态飞行。当法向过载传感器数值基本等于计算得到的稳态飞行时的法向过载时，代表飞机处于稳态飞行状态；否则，代表飞机不处于稳态飞行状态。飞机配平舵偏的计算模块核心为积分器，被积分量由当飞机处于稳态飞行状态时的积分通道的数值产生，经过积分器后生成飞机配平舵偏量，同时被积分量反馈回积分通道，抵消积分通道积分器的被积分量，使积分通道的数值减小。最终，当飞机处于稳态飞行状态时，飞机配平舵偏计算模块的输出替代了积分通道。若飞机不处于稳态飞行状态，飞机配平舵偏计算模块积分器的被积分量为0。

该实施例中，参考图2，配平舵偏的计算模块根据积分通道输出De_cmd_int生成飞机配平舵偏De_trim以及De_OffLoad，De_OffLoad用于抵消积分通道积分器的被积分量。前向舵偏指令、比例舵偏指令、积分舵偏指令及飞机配平舵偏De_trim共同生成升降舵偏转指令。

飞机配平舵偏De_trim不仅用于计算增益K，根据图2的描述，其还指向后面的合成器，这主要是由配平舵偏获取模块本身所决定的，参考图3，其中，TRIM_SW开关逻辑如下：

稳态飞行时，体轴系的法向过载为

本实施例中，根据俯仰角、滚转角及法向过载传感器测量精度及零位特性，暂定|Error_Ny|<0.05g时，认为飞机处于稳态飞行，门限0.05g可根据具体传感器特性进行调整。

在一些可选实施方式中，步骤S2进一步包括：

步骤S23、分别计算不同飞机、不同气压高度、不同指示空速下的单位过载所需舵面偏度值，其中，所述不同飞机是指襟缝翼构型、重量、重心不同的飞机；

步骤S24、对每一个飞机及气压高度，以其最小指示空速为参考点，计算其他指示空速与最小指示空速的第一比值，同时计算其他指示空速对应的单位过载所需舵面偏度值与最小指示空速的单位过载所需舵面偏度值的第二比值，构建所述第一比值与所述第二比值的对应关系，将所有飞机及气压高度下的对应关系，以平均值的计算方式获得最终的对应关系；

步骤S25、获取飞机指示空速VIAS与配平速度VIAS_TRIM，将指示空速VIAS与配平速度VIAS_TRIM的比值作为所述第一比值，在所述对应关系中插值出第二比值，并将所述第二比值作为增益修正系数k_v；

步骤S26、基于所述增益修正系数k_v，对增益K进行增益修正。

该实施例中，选取覆盖飞机重量、重心、各襟缝翼构型及速度范围的状态点，计算各个状态点下的单位过载所需舵面偏度，获取随着速度增大的变化情况，采用取平均值方法选取前向增益的衰减系数。

以巡航构型、重量110000kg，中间重心为例，选取3000m和5000m高度，指示空速在飞行包线中选取小、中、大速度，单位过载所需舵面偏度计算如表3(单位过载所需舵面偏度的计算属于传统方法，这里不做赘述)。

表3单位过载所需舵面偏度计算示例

以每个高度的最小速度为参考状态，绘制该高度下其他状态点指示空速和单位过载所需舵面偏度与参考状态的比值。以3000m高度为例，状态点1为参考状态，绘制如图4所示曲线，其中横坐标为状态点2和3与状态点1指示空速的比值，纵坐标为状态点2和3与状态点1单位过载所需舵面偏度的比值。同理，绘制5000m高度的曲线。

取图4中两个曲线纵坐标的平均值，就可以确定衰减系数k_v，如表4。

表4衰减系数k_v

实际设计时需要对多个重量、重心、高度及构型下的曲线进行绘制，取多个曲线的平均值确定k_v。若曲线随构型等具有较大差异，k_v可做成多维插值表，随构型等进行调整。

最后，根据当前指示空速VIAS与配平速度VIAS_TRIM的比值，对前向通道中的增益K进行调整，增益K变为：K＝(De_trim-De_ny0)×k_v。

在一些可选实施方式中，步骤S25中，所述配平速度VIAS_TRIM通过以下步骤确定：

步骤S251、当飞机处于平飞状态时，所述配平速度VIAS_TRIM为指示空速VIAS；当飞机由平飞状态切换为非平飞状态时，将所述配平速度VIAS_TRIM锁定在平飞状态最后一刻的指示空速VIAS；当飞机由非平飞状态切换为平飞状态时，所述配平速度VIAS_TRIM的值由上一拍配平速度VIAS_TRIM在设定的淡化时间内线性变化为指示空速VIAS，当飞机处于非平飞状态时，所述配平速度VIAS_TRIM的值为上一拍的配平速度VIAS_TRIM。

该实施例中，设定的淡化时间一般为2s，参考图5，当PF_ST由1变为0时，不进行淡化处理，VIAS_TRIM为上一拍的VIAS_TRIM；当PF_ST由0变为1时，进行淡化处理，淡化时间为2s，即VIAS_TRIM的值为上一拍VIAS_TRIM经过2s线性变化为VIAS。

在一些可选实施方式中，步骤S251进一步包括确定飞机是否处于平飞状态，具体包括：当飞机处于稳态飞行且驾驶杆的位移小于设定值时，所述飞机处于平飞状态，反之飞机处于非平飞状态。

参考图6，通过与门确定飞机是否处于平飞状态，根据驾驶杆机械特性及杆位移传感器特性，暂定杆位移小于2mm时认为驾驶杆未操纵，该数值可根据具体驾驶杆特性进行调整。当PF_ST在1s内均为1时，则表示飞机处于平飞状态；否则，飞机处于非平飞状态，也即是处于机动状态。

可以理解的是，当飞机速度发生变化时，积分通道的数值会发生变化，从而配平舵偏也随之变化，即配平舵偏不仅体现了飞机重心因素，也体现了飞机速度变化情况。同样重心下，飞机速度增大，配平舵偏应减小；飞机速度减小，配平舵偏应增大。配平舵偏的变化要滞后于飞机速度的变化，当飞机速度增加过快时，配平舵偏会出现与飞机速度不匹配，即出现配平舵偏稍大的情况，导致前向增益稍大，法向过载易超限。另外，当飞机不处于稳态飞行时，配平舵偏不变化。也就是说，当飞机不处于稳态飞行且速度增大时，配平舵偏不变，导致前向通道增益基本不变(0g法向过载所需的舵偏随速度变化很小)，造成了操纵产生的升降舵角度变大，与飞机速度不匹配，导致法向过载超限。因此，本申请通过上述步骤S23-步骤S26来解决该问题。

具体的，当飞机处于平飞状态时，将飞机实时指示空速作为配平速度，并进行实时更新；当飞机不处于平飞状态时，配平速度将保持为上一拍配平速度数值。为了保证配平速度不发生跳变，由非平飞状态变为平飞状态时，配平速度由上一拍数值逐渐淡化为当前指示空速。根据当前指示速度与配平速度的比值，对前向通道中的前向增益进行调整，比值大于1时说明飞机当前指示空速偏离配平速度较多，避免舵效偏大引起法向过载超限，因此需要对前向增益衰减；比值小于1时说明飞机当前指示速度小于配平速度，该情况下飞机法向过载不会超限，不需要对前向增益进行处理。

本申请可保留传统控制律架构，实现一种法向过载保护控制功能。本申请设计的考虑重心变化的法向过载保护控制律，引入俯仰角调整过载限制值，实时获取飞机配平舵偏计算前向通道增益，以及实时获取飞机配平速度，并根据实时速度与配平速度的关系调整前向通道增益，从而解决重心变化及快速俯冲后阶跃拉起、快速爬升后阶跃俯冲、大俯仰角俯冲后阶跃拉起，平飞加速后阶跃拉起等极端操纵工况下飞机过载超出限制值的问题。该方法不需要对飞行控制系统任何硬件部分进行改造，可按照该方法设计法向过载保护控制律，更改飞控系统控制律软件，节约改造成本，实现重心变化及极端操纵工况下的法向过载保护功能，提高飞机安全性。

以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。